氫氧上面級集成流體系統靜態特性研究

張萬旋 李錦江 張 楠

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氫氧上面級集成流體系統靜態特性研究

張萬旋 李錦江 張 楠

（北京航天動力研究所，北京 100076）

根據某火箭三子級氫氧動力系統的規模和任務剖面要求，提出相應的IVF系統方案，建立了主要組件的靜態特性模型，通過靜態特性仿真，獲得了3種工作模式下的IVF系統的平衡參數，并進行參數影響分析、重量優勢分析。結果表明，本文提出的IVF系統方案可滿足某火箭三子級任務需求，與傳統方案相比具有重量輕、任務適應性強的優勢。

IVF；靜態特性；氫氧內燃機；換熱器；系統仿真

1 引言

隨著載人登月、深空探測、在軌服務及維護等宇航任務的開展，航天飛行對上面級長時間在軌、多次起動、高比沖性能等的需求越來越迫切。常規有毒推進劑能夠滿足長時間在軌和多次起動需求，但比沖性能低，難以滿足大速度增量要求。氫氧推進劑比沖性能最高，但長航時氫氧上面級飛行器一直面臨多次啟動、推進劑管理、推進劑蒸發氣利用、供電問題。

此外，隨著在軌時間和起動次數的增加，傳統上面級攜帶的蓄電池數量、增壓氣瓶容積、姿控推進劑用量均成倍增加，由此帶來的重量和體積消耗已經成為制約任務實現的瓶頸。因此急需尋找一種新的途徑，突破傳統方案，解放電源、氣源和姿控推進劑的限制，實現高性能低溫上面級的長時間在軌和多次起動工作能力。

美國聯合發射聯盟（ULA）提出了全新的解決方案，即集成箭上流體系統（Integrated Vehicle Fluid[1]，以下簡稱IVF系統），其核心為低溫推進劑綜合利用技術。ULA基于半人馬座上面級，先后提出了4個IVF系統方案[1～4]，內燃機方案考慮了轉子式內燃機和活塞式內燃機，換熱方案考慮了沉底發動機換熱和內燃機冷卻劑換熱等。為了提高IVF系統完成任務的可靠性，設置2套IVF系統進行冗余備份，任何一套都能獨立完成發電、增壓、換熱、沉底、姿控等功能。根據ULA的研究結果，采用IVF系統可大幅降低整個上面級的干重，減少使用介質的種類和消耗量，取消高壓氣路，從而簡化上面級結構，并使半人馬座上面級在軌滑行數周成為可能[1]。

本文以某火箭三子級氫氧動力系統為基礎，提出IVF系統方案，并通過靜態特性仿真，研究系統在不同工作模式下的平衡參數，對方案可行性進行分析。

2 系統方案

某火箭氫氧三子級采用液氫液氧低溫推進劑，主發動機采用2臺燃氣發生器循環氫氧發動機，單機真空推力約82.5kN，真空比沖4300m/s；主發動機工作前，氫、氧貯箱均采用常溫氦氣補壓，主發動機工作后，氫箱為氫自身增壓，氧箱為冷氦換熱增壓；輔助動力系統采用單組元推進劑單推三，姿控發動機采用4臺40N和4臺70N配置，沉底發動機采用2臺40N和2臺300N配置。

為簡化系統，本文假設每個氫氧上面級配備2套完全相同、獨立工作的IVF系統，暫不考慮2套系統之間的介質冗余供應問題。通過充分利用主貯箱內的氫、氧推進劑，每套系統均具備發電、增壓、換熱、沉底、姿控等功能，因此不再需要攜帶傳統的增補壓氦氣瓶、輔助動力推進劑和大量蓄電池，從而實現結構簡化和性能提升。本文構建的IVF系統如圖1所示。

圖1 IVF系統原理圖

該系統的工作原理為：在氣枕壓力作用下，氫貯箱蒸發的氣氫在內燃機氣缸頂蓋內與冷卻劑熱交換，然后進入內燃機與來自高壓氣瓶的氧氣燃燒；內燃機帶動發電機發電，產生的電能供上面級使用并給蓄電池充電，內燃氣排氣用于小推力沉底，保持推進劑的氣液分離狀態；柱塞泵從貯箱內抽取的液氫、液氧，經過換熱器加溫，形成高壓氣氫、氣氧分別充入氫、氧氣瓶；氫、氧氣瓶給貯箱增壓和姿控、沉底發動機供應介質，氧氣瓶還給內燃機提供氧氣；內燃機冷卻劑在內燃機和氫、氧換熱器之間循環，作為換熱介質。

按照上面級在飛行中的不同時段，該系統有如下3種工作模式：

模式一，僅發電。此模式對應于上面級處于滑行狀態，只有用電和小推力沉底需求，利用貯箱內氫氣和氣瓶內氧氣發電，供上面級測量、控制等系統使用，并給蓄電池充電。此時只有內燃機和發電機工作，內燃機排氣提供小沉底推力。

模式二，發電+輔助動力最大工況。此模式對應于上面級發動機一次關機后，為了抑制貯箱內液體晃動，需起動大推力沉底，在較短時間內將晃動幅度降下來。同時，為了消除主發動機關機過程不同步引起的干擾力矩，姿控發動機也要起動工作?？紤]最惡劣工況，假設8臺姿控發動機和2臺沉底發動機同時工作。

模式三，發電、增壓、姿控+大推力沉底。此模式對應于發動機空中再次起動前，由于滑行段貯箱壓力會下降，為滿足主發動機預冷和起動對貯箱壓力的要求，需提前進行貯箱增壓，同時起動大推力沉底和4臺姿控發動機，保證液態推進劑位于貯箱底部。此時氫、氧換熱器達到最大工作負荷。

3 靜態仿真模型

3.1 系統平衡方程

動力系統靜態特性可以由三組平衡方程描述，即流量平衡、壓力平衡和功率平衡。流量平衡要求各組合件和管路流入質量流量等于流出質量流量，包括氫貯箱液路流量平衡方程、氫貯箱氣路流量平衡方程、氧貯箱液路流量平衡方程。對于管路和節流元件，壓力平衡方程由流阻公式給出，即：

系統換熱總量滿足：

式中，H2,HEX、O2,HEX——氫、氧換熱器換熱量。ICE,release、ICE——內燃機放熱量、內燃機輸出功。

對內燃機有以下功率平衡關系式：

3.2 內燃機靜態特性

內燃機靜態特性包括燃燒特性和功率特性。氫氧燃燒特性通過熱力計算得到。本文關心的功率特性是指在不同的氫氧流量下，內燃機輸出的功率。

對氫內燃機的研究多集中于氫-空氣內燃機[5～8]，但本系統需采用富氫-氧缸內直噴缸內直噴內燃機。其特性鮮有公開文獻研究，本文采用AMESim利用AMEsim/AMEset工具建立六缸直列活塞式氫氧富燃氧缸內直噴內燃機模型，圖2給出了其中一個氣缸模型。

1—氧氣壓力溫度源 2—噴注元件 3—噴注提前角 4—噴注持續時間 5—最大噴注流量 6—進氣閥開啟角 7—氣缸蓋 8—排氣閥關閉角 9—氫進氣口 10—排氣口 11—點火提前角 12—氣缸模型 13—曲軸轉角 14—氣缸頭部熱交換接口 15—氣缸身部熱交換接口 16—活塞熱交換接口 17—曲軸

由于AMESim自帶的物性定義元件只適用于氧化劑為空氣的內燃機，本文使用AMESet二次開發工具重新編寫了物性定義元件。由于Wiebe能較為真實地逼近實際放熱曲線，本文使用Wiebe模型對內燃機燃燒放熱過程進行仿真，其表達式為：

式中：vtot——總放熱量，v——瞬時放熱量，comb——燃燒持續角，——曲軸轉角（以燃燒開始時為0°），1、1——Wiebe模型系數。

氣缸換熱采用Woschni[9]模型，其換熱系數關聯式為：

地面用內燃機排氣背壓為大氣壓力，而IVF內燃機排放的燃氣需進入推力室噴管產生沉底推力，因此，需在排氣腔后加入音速噴嘴元件，沉底發動機噴管流量與室壓關系按下式計算：

式中，t——推力室喉部流量系數，c——推力室室壓，t——推力室喉部面積；——燃氣理想氣體常數，c——推力室氣體溫度，——比熱比，由熱力計算得到。

仿真時作如下簡化：忽略內燃機入口氣氫溫度的變化，假設氫氣溫度為恒定值，因為氣氫溫度對燃燒放熱的貢獻較小；忽略冷卻劑溫度變化對氣缸和排氣腔換熱的影響，因為冷卻劑溫度對內壁面換熱特性影響不大；忽略沖程壓力變化對排氣腔換熱系數的影響，假設排氣腔壁換熱系數為恒定值，這樣的簡化不影響穩態換熱能力的分析。

對弱者的保護體現為通過行政干預對孤幼進行保護，即“驗?！?。通過政府的干預以保護孤幼的生活費用和撫養以及成年后的繼承，防止他人對孤幼財產的侵犯，是極具有人道主義的制度。同時，通過行政干預設置繼承財產數額的限制。這或許是因為國家財政的龐大支付，需要擴大財政收入以解燃眉的方法。

給定不同的氫、氧流量，當仿真達到穩態時，得到內燃機輸出功率、排氣溫度隨時間的變化。然后，以離散滑動平均算法來確定內燃機在額定轉速下的平均輸出功率和排氣溫度。

圖3 內燃機負載特性[9]曲線

內燃機負載特性圖[9]常來表征內燃機的性能，如圖3所示?？梢?，當混合比一定時，內燃機輸出功率隨氧流量增大而增大；內燃機排氣溫度隨功率升高而增大，燃油消耗率隨功率升高而減小。

3.3 柱塞泵靜態特性

本系統使用的柱塞泵工作在低溫環境（氫泵工作在20K附近，氧泵工作在90K附近），并且在貯箱增壓前低溫流體處于飽和或接近飽和狀態。低溫流體在接近飽和狀態時密度變化較大，不能簡化為穩定流處理，因此本文用AMEsim建立模型進行仿真，獲得柱塞泵在不同工作條件下的靜態特性。柱塞泵的靜態特性是指泵的流量、功率與轉速、入口條件和揚程之間的關系。

1—配流盤 2—活塞腔 3—活塞 4—斜盤 5—帶摩擦的轉子 6—扭轉剛度和阻尼

分析響應面模型的擬合誤差，泵、氧泵平均相對誤差及最大相對誤差分別如表1所示，訓練的二階響應面模型平均相對誤差及最大相對誤差較小，能夠較好地預測氫、氧柱塞泵靜態特性。

表1 響應面模型平均相對誤差 %

3.4 系統熱交換特性

本系統的熱交換分為兩部分，即：內燃機內燃氣對冷卻劑的加熱和換熱器內冷卻劑對液氫/液氧的加熱。本文使用分段集總參數法，將換熱器沿軸向分為100個單元，編寫了換熱器模型。

冷卻劑選用氟油，氟油具有優良的粘附性、抗水性、化學穩定性和潤滑性，高低溫性能較好[10]。本文選用的HFE7500在0.3MPa下的沸點為443.9K，保守起見，將內燃機冷卻劑出口溫度取為400K。

氫、氧換熱器采用雙層套筒式結構，如圖5所示，冷卻劑在套筒外側通道內流動，氫/氧在套筒內側通道流動，從而增大換熱面積[2]，氫/氧與冷卻劑流動方向相反，以增加換熱效率。

圖5 套筒式換熱器

冷卻劑側換熱努賽爾數由Gnielinski公式[11]給出，摩擦因子按Churchil[12]關系式計算。管壁以熱傳導的方式將熱量從冷卻劑側傳至低溫流體側，不考慮管壁分段之間的軸向換熱，只考慮徑向換熱，其換熱系數由圓管換熱公式給出。

液氫的流動是從液相變為超臨界態的過程[1]，因此，超臨界換熱努賽爾數由Hess-Kunz公式[13]給出。氫側摩擦系數由適用于夾套的換熱公式[13]計算得到。

由于液氧在換熱器中的流動經歷了從液相到兩相到氣相的過程，因此以分段入口參數判定流動狀態，采用不同的換熱關系式計算。當單元處于單相流時，努賽爾數按Gnielinski公式給出；當單元處于兩相流時，換熱關系式由shah模型[14]給出，兩相流壓降公式由Muller-Steinhagen和Heck關聯式[15]給出。

3.5 姿控/沉底發動機工作性能

單套IVF系統由2臺40N、2臺70N氣氫/氣氧姿控發動機、1臺300N氣氫/氣氧沉底發動機和1臺內燃機排氣沉底發動機構成。

與常規推進劑相比，氣氫/氣氧發動機比沖顯著提升。按混合比3.5、室壓0.8MPa、推力室總效率0.95計算，3型氣氫/氣氧發動機的性能參數如表2所示。

表2 IVF系統三型氣氫氣氧發動機參數

內燃機排氣沉底發動機的計算相對復雜，本文采用準穩態假設，將排氣沉底發動機與內燃機工作過程耦合，計算一個周期內的平均推力。計算時取排氣沉底發動機喉部直徑10mm，噴管面積比100。瞬時排氣推力按下式計算：

4 靜態特性仿真分析

根據各組件的靜態特性方程，按照流量、壓力、溫度、功率平衡關系，建立系統靜態仿真模型聯立求解，得到不同工作模式下，系統的平衡參數，見表3。

表3 系統平衡參數

注：①～③假設工作臺數。

從計算結果可知，在不同工作模式下，該系統均能達到穩態工作，系統工作能力滿足某火箭三子級飛行器任務要求。

4.1 系統參數影響分析

由于內燃機氫流量和混合比決定了IVF系統內燃機功率和換熱能力，從而決定了發電、姿控、增壓系統穩態工作能力，選取內燃機氫流量、混合比作為輸入參數，對系統進行平衡計算，考察該IVF系統偏離額定工況的性能。

a. 假設IVF僅發電，考察內燃機氫流量、混合比對內燃機發電量的影響，如圖6所示。

圖6 IVF發電量與內燃機氫氧消耗量的關系

b. 假設IVF發電并提供輔助動力，全部輔助動力取混合比為3.5，面積比為25，室壓為0.8MPa，考察內燃機氫流量、混合比對輔助動力總推力的影響，如圖7所示。

圖7 IVF輔助動力總推力與內燃機氫氧消耗量的關系

c. IVF提供增壓功能，不提輔助動力，針對僅氫箱增壓、僅氧箱增壓、氫氧箱增壓（增壓流量比與某火箭三子級相同）三種工況，考察內燃機氫流量、混合比對增壓流量的影響，分別如圖8～圖10所示。

圖8 氫增壓，增壓流量與內燃機氫氧消耗量的關系

圖9 氧增壓，增壓流量與內燃機氫氧消耗量的關系

圖10 氫、氧箱同時增壓，增壓流量與內燃機氫氧消耗量的關系

由圖6～圖10可知，內燃機混合比一定時，IVF發電、姿控、增壓能力與氫消耗量成線性關系。這是因為混合比一定，內燃機功率和放熱量與氫流量成線性關系。這表明，在系統發電、姿控、增壓能力需求變化時，可以根據圖6～圖10，將姿控、增壓功能對應的內燃機氫氧消耗量線性疊加，并與發電功能對應的內燃機氫氧消耗量相比較，確定內燃機總氫氧消耗量，從而調節內燃機氫流量和混合比來適應任務需求。

4.2 重量優勢分析

某火箭三子級工作時間約1500s，其攜帶的蓄電池重量為60kg，其額定功率約為6kW。由量產鋰電池能量密度達到140～180Wh/kg[16]，假設本IVF系統攜帶一塊可充電電池的重量為15kg，能量密度為150Wh/kg，可滿足某火箭三子級飛行器2.25h供電需求，加上IVF系統發電功能，已足夠箭上用電并有余量。假設1500s全程發電，消耗的氫氧總量為6.3kg，累計重量21.3kg，與傳統方案相比，可節省38.7kg重量。

某火箭三子級單組元推進劑75kg，輔助動力發動機比沖2210m/s。采用氣氫氣氧發動機后，比沖可達4100m/s。按總沖不變計算，需要氫氧推進劑約40.4kg，可節省重量34.6kg。

某火箭三子級采用常溫氦氣補壓、氫箱自身增壓和氧箱冷氦增壓方案，增壓氣瓶及氦氣重量合計約193kg。采用本IVF系統后，氫、氧均變成自身增壓，氫箱剩余氣枕重量不變，氧箱剩余氣枕重量為110kg。由于省去了氣瓶裝置，相當于可節省重量83kg。

因此，只要2套IVF系統的干重總計不超過157.9kg，該火箭三子級采用本系統就具有重量優勢。并且，此重量優勢會隨著三子級滑行時間增加、發動機起動次數增加而越來越顯著。

4.3 任務適應性分析

傳統上面級貯箱增補壓系統、輔助動力系統及攜帶電池數量是針對特定任務需求而設計，只能應用于特定任務模式，工作時間、起動次數均受限。

采用IVF系統后，貯箱增壓、輔助動力、電源均取自于氫、氧貯箱，針對不同滑行時間和起動次數的任務，僅需改變氫、氧加注量，硬件結構更改減少，任務適應性顯著提高。

此外，由于內燃機產生的排氣能夠產生軸向推力，有助于氣液保持分離，實現貯箱內冷、熱分離，有助于減少低溫推進劑在軌蒸發損失，使低溫推進劑長時間在軌成為可能。

5 結束語

本文基于某氫氧三子級的規模和任務剖面，提出了氫氧推進劑綜合集成系統（IVF系統）方案。建立了系統和組件的靜態特性模型并進行了穩態參數仿真。仿真結果表明：

a. 本文搭建的氫氧推進劑綜合集成系統具備傳統火箭上面級貯箱增補壓系統、輔助動力系統和電源供電系統的功能，工作協調；

b. 與傳統方案相比，氫氧推進劑綜合集成系統方案具有重量輕、任務適應性強等優勢。

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Static Characteristics Study on Integrated Vehicle Fluid System of H2/O2Upper Stage

Zhang Wanxuan Li Jinjiang Zhang Nan

(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076)

Based on the scale and mission profile of the third stage propulsion system of a certain rocket, the paper proposes an IVF system scheme and builds static characteristic model of main components. Through static characteristic simulation, the equilibrium parameters of IVF system in 3 operating modes are obtained. The parameters, influence and advantage in weight are analyzed. The result shows that the system proposed can satisfy the mission demand of the third stage of a certain rocket. The system is superior to traditional scheme in weight and mission flexibility.

IVF；static characteristics；H2/O2IC engine；heat exchanger；system simulation

張萬旋（1994），碩士，航空宇航科學與技術專業；研究方向：液體火箭發動機系統設計。

2019-04-30